[实用新型]一种用于高压大热流传热试验的缩尺推力室

说明书

技术领域

本实用新型属于高压大热流传热试验技术，具体涉及一种缩尺推力室。

背景技术

随着航天技术的迅速发展，卫星发射业务日趋频繁，市场竞争激烈。降低发射成本，提高运载能力，提高工作可靠性等手段已成为提高火箭竞争能力的主要技术途径。因而研制出低成本高可靠性可重复使用的大推力的火箭发动机推力室成为世界各国未来航天的发展方向。

而工作时，火箭发动机推力室的内壁热流大、温差高，承受着很大的热应力，工作环境非常恶劣，因此其冷却效果是决定推力室乃至整个发动机寿命的关键因素。而要设计高可靠性可重复使用的火箭发动机推力室就必须分析推进剂在推力室冷却通道内的传热特性，即进行高压大热流传热试验。

现有技术进行高压大热流传热试验时，普遍采用电热管试验装置。传统的电热管传热试验装置存在两点不足：首先，电热管试验装置不能真实模拟发动机推力室冷却通道内的流动换热情况，推进剂在电热管试验装置中的受热是对称均匀的，而推力室冷却通道结构为单侧大热流的热传导形式，冷却通道中推进剂的流动对流换热较为复杂，呈强烈的非对称性。其次，电热管试验一般受加热电源电压、功率等条件制约，无法提供如此大的热流条件。

发明内容

本实用新型的目的在于提供一种用于高压大热流传热试验的，并且能够真实模拟发动机推力室冷却通道内流动换热情况的用于高压大热流传热试验的缩尺推力室。

本实用新型的技术方案如下：

一种用于高压大热流传热试验的缩尺推力室，它包括推力室头部和推力室身部，所述推力室头部一侧设有火药点火器，在推力室头部上设有氧化剂进口、燃料进口，在推力室身部尾部设有冷却剂进口，所述推力室身部上沿圆周方向上均匀设有气壁温度测量传感器、冷却剂温度测量传感器、液壁温度测量传感器；所述推力室头部顶端固定连接火药点火管，所述火药点火器与火药点火管固定连接；所述推力室头部内部中心设有轴向通孔，该通孔与火药点火管的管腔连通；所述推力室头部的内部设有与氧化剂进口相通的氧化剂腔、以及与燃料进口相通的燃料腔；所述推力室头部底部还设有同轴直流式喷嘴，其朝向推力室身部内的燃烧室。

在上述的一种用于高压大热流传热试验的缩尺推力室中：所述的推力室身部外壳包括身部电铸外壁和身部沟槽内壁，两者之间的空隙形成冷却通道，并且在圆周方向上传感器的位置均匀固定设有四个接管嘴。

在上述的一种用于高压大热流传热试验的缩尺推力室中：所述推力室头部和推力室身部通过冷却剂出口集合器固定连接。

在上述的一种用于高压大热流传热试验的缩尺推力室中：所述的气壁温度测量传感器、冷却剂温度测量传感器、液壁温度测量传感器和冷却剂压力测量传感器组成一组，每组均匀布置在推力室身部的圆周方向上，共有四组，并且气壁温度测量传感器、冷却剂温度测量传感器和液壁温度测量传感器的温热电偶的位置与身部沟槽内壁的肋的位置对应，而冷却剂压力测量传感器的位置与身部沟槽内壁的槽的位置对应。

本实用新型的有益效果在于：本实用新型设计了一种缩尺推力室，采用头部、身部相互独立的结构，推力室头部为组织喷注燃烧的主要装置，为传热试验提供高温高压热源环境，推力室身部设计了夹层式通道结构，为被研究的推进剂介质提供流通换热条件，因而能够模拟真实发动机推力室冷却通道内流动换热情况，并满足其高压大热流传热试验状态的试验条件；进一步的，推力室身部上布有大量压力、温度传感器，在试验过程中对其传热信息进行测量采集，用于试验后的推进剂传热特性分析。

附图说明

图1为本实用新型提供用于高压大热流传热试验的缩尺推力室的外部结构示意图；

图2为本实用新型提供用于高压大热流传热试验的缩尺推力室的结构全剖图；

图3为图1中的A-A剖面视角的传感器分布示意图；

图4a为气壁温度测量传感器安装示意图；

图4b为冷却剂温度测量传感器安装示意图；

图4c为液壁温度测量传感器安装示意图；

图4d为冷却剂压力测量传感器安装示意图；

图中：1.火药点火器；2.推力室头部；3.推力室身部；4.氧化剂进口；5.燃料进口；6.冷却剂进口；7.冷却剂出口；8.火药点火管；9.氧化剂腔；10.燃料腔；11.冷却剂出口集合器；12.燃烧室；13.冷却通道；14.冷却剂进口集合器；15.同轴直流式喷嘴；16.气壁温度测量传感器；17.冷却剂温度测量传感器；18.液壁温度测量传感器；19.冷却剂压力测量传感器；20.接管嘴；21.测温热电偶；22.身部电铸外壁；23.身部沟槽内壁；24.电镀铜；25.定位衬套；26.压力传感器。

具体实施方式